1樓：天洑軟體
根據動量守恆，靜止發動機的推力=M*V,要提高推力就是要加大M和V。
從部件角度要加大M,可以增大進氣道的流量比如提高喉道面積，提高風扇轉速風扇直徑等等。要想提高V就是要提高噴管進口時的氣體能量，也就是提高壓氣機壓比，提高渦輪前燃氣溫度。
2樓：yr linyi
首先要明確所謂推力的定義和本質
實際上航空器中，同乙個力可能被定義成阻力也可能被定義成推力，比如作用在發動機噴管上的合力是向後的，但他卻是發動機推力的一部分，只不過是負的那一部分罷了。
所以描述推力，有一些更本質的方法，比如定義為流經發動機內部的氣流對發動機的氣動力之和即為推力。那麼根據衝量定理
推力=質量*速度
所以提高推力的本質就2個，提高單位時間內流過發動機的空氣質素流量，提高流過發動機前後氣流的速度差。
先說提高質量流量
發動機的入口截面空氣質素流量可以表示為
a=截面積*氣流密度*氣流總壓/氣流總溫的平方根*係數K*氣動函式q
這個公式可以在空氣動力學課本中找到
對構成公式的各個子專案分別研究
截面積最好理解，進口直徑越大，進口級輪轂比（葉片根部與頂部轉動半徑之比）越小則面積越大，推力越大。這裡的約束主要是進口越大則整個發動機就越大，重量就越大，考慮質量與線性尺寸的三次方成正比，面積與尺寸的二次方成正比，則增加進口直徑會增加推力，但通常會降低推重比。而輪轂比的降低則受制於葉尖和葉根的線速差，太小的輪轂比會帶來過大的根梢速度差造成氣動上的不可接受
氣流密度是高度的函式，這個屬於發動機設計無法改變的部分，但可以說明妃的越高推力越小這個基本現象
氣流總壓是空氣靜壓和馬赫數的函式，即飛行高度和速度的函式，發動機設計同樣無法改變，但這裡涉及乙個發動機進氣系統總壓恢復係數的問題，即氣流流經進氣道之後還能保留多少總壓，對低超音速飛行總壓恢復通常高於98%，但超音速狀態下進氣道的總壓恢復會隨著馬赫數的增加快速降低，雖然進氣道不屬於發動機的構成部分，但是高效能的進氣道卻是提高推力的有效手段，尤其是高超音速條件下。
氣流總溫的情況與總壓相輔相成，因為進氣道內氣流沒有能量加入或取出，可以認為是絕熱變化，即總壓下降會伴隨總溫上公升，所以總溫總壓這兩項說明改進進氣系統也能提高推力。同時總溫也取決於初始靜溫，這就解釋了低溫環境下發動機推力會增加的原因。
係數K是絕熱比k的函式，因為常用航空領域氣體的絕熱比變化很小可以被認為是常熟，氣動函式q則是馬赫數（或者速度係數）的單值函式，馬赫數小於1隨馬赫數增加，馬赫數大於1隨馬赫數降低，但是常規航發進口都是亞音速，所以可見提高發動機進口馬赫數也是提高推力的有效手段。
約束條件是發動機進口級葉片的葉尖速度，因為葉尖速度是圓周速度與進氣馬赫數的向量和，進口馬赫數增加也會導致葉尖速度的增加，而葉尖速度通常在高壓音速段效率最高，如果適當犧牲效率使用跨音速壓氣機葉片設計，也可以有效增加推力。
說完質量流量，再來看看速度差的獲取，因為進氣條件不可控，所以只能是盡量提高任意進氣條件下的排氣速度
那麼回到最基本的氣體熱力方程，絕熱條件下，氣體的速度取決於膨脹前後的靜壓比（膨脹比）和氣體的總溫。
提高靜壓比需要對氣體增壓，這就是壓氣機存在的意義，但是這裡有個矛盾，即壓氣機對氣流做的功事實上來自於燃燒室之後氣流在渦輪中膨脹所發出的功，所以增加壓氣機壓比並不一定增加氣流在尾噴管中加速的有效膨脹比，對涵道比為0的渦噴來說，有效壓比通常隨總壓比的增加而降低，所以從這個角度來說降低壓氣機壓比可以增加推力，但實際上降低壓氣機壓比更多的是在渦輪前總溫一定的情況下減少了渦輪的膨脹比從而帶來的可用膨脹比的增加。
對於渦扇問題則複雜的多。。。小涵道比渦扇的情況與渦噴類似，即適當減小壓氣機壓比可以提高單位推力，但隨著涵道比的增加，外涵推力佔比的增加，這一趨勢會反過來
然後就是總溫，同樣排氣總溫是燃燒室出口總溫減去渦輪內的總溫降（這部分熱能變沉壓氣機驅動的軸功）所以提高燃燒室的出口總溫是唯一有效的辦法
總結就是想增加推力，最立竿見影的就是增大發動機尺寸，增加燃燒室出口溫度
次之的手段包括增加部件效率，降低渦噴發動機的壓比，增加進口級的工作馬赫數，增加渦扇發動機的涵道比或者涵道壓比。
3樓：哈哈大俠哥哥
既然說推力那就是航空發動機了，航空發動機現在基本沒有活塞發動機，普遍使用的有渦噴，渦槳和渦扇，它們都是噴氣發動機，渦噴現在大多數已經淘汰。噴氣發動機想要在發動機體積重量大致不變的情況下，提公升推力唯一可行可靠的辦法就是提高進氣量。
4樓：Frigate
如果重新設計乙個發動機用相似原理放大作為起點如果是現有發動機
改進氣動設計提高壓比和迴圈點
提高渦輪溫度（材料得受得了）加力
向量推力發動機為什麼不能通過改變發動機的整體角度來實現，而非要採用噴口轉向呢？
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